一种翼型扰流柱结构及涡轮叶片制造技术

本发明专利技术涉及一种翼型扰流柱结构及涡轮叶片，其中，翼型扰流柱结构包括翼型扰流柱本体，所述翼型扰流柱本体是一个底面为NACA翼型的斜切式柱体，其中，斜切面通过所述翼型扰流柱本体的顶面靠近翼型前缘处和底面翼型尾缘处。本发明专利技术的翼型扰流柱结构，设置为一个底面为NACA翼型的斜切式柱体，当冷却气体流经翼型扰流柱时，由于扰流柱流线型的外形特征，边界层分离得到很好的抑制，从而减少了压力损失；当气体漫上斜切面及沿斜切面向下流动时会形成明显的二次流纵向涡，极大地加强了流场的扰动作用，增加了气体湍流度，从而达到强化换热的效果。

A kind of structure of disturbing flow column of airfoil and turbine blade

【技术实现步骤摘要】
一种翼型扰流柱结构及涡轮叶片
本专利技术属于涡轮叶片冷却
，具体涉及一种翼型扰流柱结构及涡轮叶片。
技术介绍
燃气轮机广泛应用于航空推进、地面发电、舰船动力等各种领域。现代航空发动机为满足推重比及热效率的要求，涡轮进口温度不断提升，我国的两机专项中提到涡轮叶片的气流环境温度现已高达2000K-2200K。近年来，用以铸造叶片的金属材料耐热程度发展速度已不能满足需求，因此需要采取有效的冷却措施来降低叶片温度。先进的涡轮叶片冷却技术，可以使发动机内部高温部件在更高的温度下正常工作，发动机的可靠性更高、推力更大。目前，高效的冷却技术的开发已经取得诸多成果，其中设置扰流柱是涡轮叶片冷却的有效措施之一。扰流柱是叶片尾缘内部冷却中常用的强化传热结构之一，它可以增加冷却气流的湍流度，增大冷却通道的换热面积，从而有效加强通道的换热能力。这一结构在狭小空间的表面换热强化上表现出色，通常以多个组合排列的形式置于涡轮叶片尾缘内部通道。当冷却流体流经扰流柱群时，冷却气体产生边界层分离，从而增强了气体的冷却效果，达到冷却涡轮叶片的目的。对于燃气轮机涡轮盘以及涡轮叶片来说，扰流柱的设置不仅能够起到增强换热的作用，还可以起到增强该部件的结构强度。目前，广泛应用于燃气轮机设计之中的扰流柱为圆柱形结构。在燃气轮机工作时，冷却流体进入涡轮叶片尾缘通道，流经多排扰流柱群，可以有效强化叶片尾缘内部通道的换热能力，但是，由于冷却流体在扰流柱表面会产生边界层分离现象，扰流柱后方尾迹区有明显的流动分离及涡脱落现象，使得流动阻力较大，综合换热性能较差。
技术实现思路
为了解决现有技术中存在的上述问题，本专利技术提供了一种翼型扰流柱结构及涡轮叶片。本专利技术要解决的技术问题通过以下技术方案实现：本专利技术提供了一种翼型扰流柱结构，包括翼型扰流柱本体，所述翼型扰流柱本体是一个底面为NACA翼型的斜切式柱体，其中，斜切面通过所述翼型扰流柱本体的顶面靠近翼型前缘处和底面翼型尾缘处。本专利技术的翼型扰流柱结构，设置为一个底面为NACA翼型的斜切式柱体，当冷却气体流经翼型扰流柱时，由于扰流柱流线型的外形特征，边界层分离得到很好的抑制，从而减少了压力损失；当气体漫上斜切面及沿斜切面向下流动时会形成明显的二次流纵向涡，极大地加强了流场的扰动作用，增加了气体湍流度，从而达到强化换热的效果。在本专利技术的一个实施例中，所述斜切面的法线与所述翼型扰流柱本体的纵截面的法线垂直。在本专利技术的一个实施例中，所述NACA翼型的最大厚度与其弦长的比值范围为0.18-0.24。在本专利技术的一个实施例中，所述NACA翼型的尾缘处呈圆弧状。在本专利技术的一个实施例中，所述翼型扰流柱本体包括顶面、底面、斜切面和用于连接所述顶面、所述底面和所述斜切面的侧壁。在本专利技术的一个实施例中，所述侧壁包括第一侧面、第二侧面和连接面，其中，所述第一侧面和所述第二侧面在翼型前缘处交汇于交汇线，在翼型尾缘处通过连接面连接，所述连接面呈圆弧状。在本专利技术的一个实施例中，所述顶面与所述斜切面连接线在所述底面的投影，位于所述底面靠近翼型前缘的0.1倍弦长处。本专利技术还提供了一种涡轮叶片，包括上述实施例中所述的任一种翼型扰流柱结构，其中，若干所述翼型扰流柱结构位于所述涡轮叶片内的冷却通道内，若干所述翼型扰流柱结构呈阵列式排布，且相邻行的所述翼型扰流柱结构交错排布。在本专利技术的一个实施例中，所述翼型扰流柱结构与主流方向呈6°-10°的迎角。在本专利技术的一个实施例中，同一行的相邻的两个所述翼型扰流柱结构关于水平轴线对称。与现有技术相比，本专利技术的有益效果在于：1、本专利技术的翼型扰流柱结构，设置为一个底面为NACA翼型的斜切式柱体，当冷却气体流经翼型扰流柱时，由于翼型扰流柱的流线型的外形特征，边界层分离得到很好的抑制，从而减少了压力损失；当气体漫上斜切面及沿斜切面向下流动时会形成明显的二次流纵向涡，极大地加强了流场的扰动作用，增加了气体湍流度，从而达到强化换热的效果。2、本专利技术的涡轮叶片，将若干翼型扰流柱结构呈阵列式交错排列地设置在涡轮叶片内的冷却通道内，当冷却气体流经涡轮叶片尾缘冷却通道时，由于主流方向与翼型扰流柱之间存在迎角，流场的扰动作用较传统叉排排布有明显的增强作用，而且当气体经翼型扰流柱形成二次流纵向涡时，经多排翼型扰流柱扰动后纵向涡可持续向下游发展，从而进一步增强换热效果的均匀性。上述说明仅是本专利技术技术方案的概述，为了能够更清楚了解本专利技术的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本专利技术的上述和其他目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举较佳实施例，并配合附图，详细说明如下。附图说明图1是本专利技术实施例提供的一种翼型扰流柱结构的三维结构示意图；图2是本专利技术实施例提供的一种翼型扰流柱结构的正视图；图3是本专利技术实施例提供的一种翼型扰流柱结构的侧视图；图4是本专利技术实施例提供的一种翼型扰流柱结构的俯视图；图5是本专利技术实施例提供的一种涡轮叶片的示意图；图6是本专利技术实施例提供的翼型扰流柱在涡轮叶片内排列的三维示意图；图7是图6的局部放大图；图8是本专利技术实施例提供的翼型扰流柱在涡轮叶片内排列的俯视图；图9是图8的局部放大图。附图标记说明1-翼型扰流柱结构；100-翼型扰流柱本体；101-顶面；102-底面；103-斜切面；104-第一侧面；105-第二侧面；106-连接面；107-交汇线。具体实施方式为了进一步阐述本专利技术为达成预定专利技术目的所采取的技术手段及功效，以下结合附图及具体实施方式，对依据本专利技术提出的一种翼型扰流柱结构及涡轮叶片进行详细说明。有关本专利技术的前述及其他
技术实现思路
、特点及功效，在以下配合附图的具体实施方式详细说明中即可清楚地呈现。通过具体实施方式的说明，可对本专利技术为达成预定目的所采取的技术手段及功效进行更加深入且具体地了解，然而所附附图仅是提供参考与说明之用，并非用来对本专利技术的技术方案加以限制。实施例一请参见图1，图1是本专利技术实施例提供的一种翼型扰流柱结构的三维结构示意图。如图所示，本实施例的翼型扰流柱结构，包括翼型扰流柱本体100，翼型扰流柱本体100是一个底面为NACA翼型的斜切式柱体，其中，斜切面通过翼型扰流柱本体100的顶面靠近翼型前缘处和底面翼型尾缘处。在本实施例中，斜切面的法线与翼型扰流柱本体100的纵截面的法线垂直。具体地，NACA翼型是美国国家航空咨询会研发的一系列翼型，具有良好的气动特性，由于其流线型的外形，当气流流经翼型表面时，受到的流动阻力较小，被广泛应用于飞机机翼、风机等的叶片设计中。因此，将NACA翼型与扰流柱的设计结合在一起，可以有效地降低扰流柱增大流动阻力的现象。进一步地，NACA翼型的最大厚度与其弦长的比值范围为0.18-0.24，在此范围内，NACA翼型在可以降低扰流柱增大流动阻力的现象的同时，也具有一定的强度，使得翼型扰流柱本本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种翼型扰流柱结构，其特征在于，包括翼型扰流柱本体(100)，所述翼型扰流柱本体(100)是一个底面为NACA翼型的斜切式柱体，其中，斜切面通过所述翼型扰流柱本体(100)的顶面靠近翼型前缘处和底面翼型尾缘处。/n

【技术特征摘要】
1.一种翼型扰流柱结构，其特征在于，包括翼型扰流柱本体(100)，所述翼型扰流柱本体(100)是一个底面为NACA翼型的斜切式柱体，其中，斜切面通过所述翼型扰流柱本体(100)的顶面靠近翼型前缘处和底面翼型尾缘处。


2.根据权利要求1所述的翼型扰流柱结构，其特征在于，所述斜切面的法线与所述翼型扰流柱本体(100)的纵截面的法线垂直。


3.根据权利要求1所述的翼型扰流柱结构，其特征在于，所述NACA翼型的最大厚度与其弦长的比值范围为0.18-0.24。


4.根据权利要求1所述的翼型扰流柱结构，其特征在于，所述NACA翼型的尾缘处呈圆弧状。


5.根据权利要求1所述的翼型扰流柱结构，其特征在于，所述翼型扰流柱本体(100)包括顶面(101)、底面(102)、斜切面(103)和用于连接所述顶面(101)、所述底面(102)和所述斜切面(103)的侧壁。


6.根据权利要求5所述的翼型扰流柱结构，其特征在于，所述侧壁包括第...

【专利技术属性】
技术研发人员：武俊梅，贾宁，雷蒋，靳伟，张科，
申请(专利权)人：西安交通大学，
类型：发明
国别省市：陕西;61